五片桨叶性能更好？历经多次升级的黑鹰直升机为何不增加桨叶片数

　　直-20 VS 黑鹰：5片桨叶还是4片桨叶？
　　直-20登场之后，凭借俊俏的外形，优异的性能和多种自主知识产权的关键技术的突破，一时之间名声大噪。而其作为咱们自己的新一代高端通用直升机平台，自然免不了会被拉出来和它远在大洋彼岸的前辈——同时也是堪称世界通用直升机平台的标杆：黑鹰直升机——进行对比。如果单论纸面性能数据，得益于总体设计技术、旋翼系统技术、涡轴-10航空发动机、传动系统技术、生产制造工艺等方面的突破和进步，直-20不仅不输给黑鹰，甚至在某些数据方面犹有过之。
　　▲黑鹰直升机已经从最初的A型，历经多次版本迭代，更新到了M型，但是桨叶片数始终是4片
　　当然，纸面性能数据是一方面，相比于饱经实战考验的黑鹰，无论是在战术效能、后勤维护还是实际作战能力方面，直-20都还有很大的进步空间。此外，我们这次要探讨的重点也不是＂纸面性能＂，而是两者之间最直观、最显著的差异：直-20采用了5片桨叶的设计，而黑鹰直升机尽管历经了相当多版本的型号迭代，却仍然采用了4片桨叶的主旋翼构型。
　　为什么会这样呢？我们看到的最多的答案就是：直-20采用了不同于黑鹰直升机的5片桨叶设计，这样一来一方面减小了直升机的振动水平，一方面也提供了更大的升力增量，其中，尤其以前者为重点。几乎所有提到直-20设计的文章都会有这么一句话。既然有这么明显的好处的话，黑鹰直升机为什么不直接更新一下旋翼构型呢？难道增加一片桨叶对于世界顶级直升机制造商西科斯基公司是个莫大的难题？如果不是这样的话，那就是说升级成5片桨叶对黑鹰直升机来说弊大于利？
　　在回答这个问题之前，首先，我们的了解一下：一架直升机的桨叶数量到底是怎样确定的？直升机桨叶数量设计之前的工作
　　▲重型直升机为了降低桨叶载荷，一般会设计较多的桨叶片数 ，图为CH-53K重型直升机
　　直升机桨叶数量的多少当然不是拍脑袋决定的，作为直升机的一项重要的总体参数，直升机桨叶数量的多少是按照一系列的前置要求计算出来的。如果要捋出一条线的话，大体是这样：确定总重→确定桨盘载荷→发动机功率选择→旋翼桨尖速度选择→旋翼实度选择→旋翼桨叶片数选择。其中从确定总重到选择发动机功率还比较宏观，重点影响到桨叶片数选择的还要从旋翼桨尖速度选择算起，所以这里就把宏观的简略带过，重点讲讲关键影响部分。
　　直升机总重的初步确定，算是在论证阶段确定的总重的第一次近似值，一把都会通过统计数据的图标或者由此总结出来的经验公式来确定；桨盘载荷就是直升机起飞总重与桨盘面积的比值，很显然，桨盘载荷越大，意味着旋翼直径越小，一般涡轴发动机直升机可以选用较大的桨盘载荷，但是较大的桨盘载荷也会导致较大而诱导速度，从而使得直升机诱导功率较大，而直升机悬停状态需用功率中，诱导功率是大头，所以说，过高的桨盘载荷会导致较大的悬停需用功率，所以直升机的桨盘载荷也不能设计过大；至于发动机功率的选择，也没太多好说的，无外乎直升机主要气动部件，如旋翼、尾桨，等的功率消耗、传动损失、机载系统等部件的消耗和中间损失等所有的功率之和要小于发动机的可用功率即可。
　　① 旋翼桨尖速度（ΩR；其中Ω是转速，R是半径）
　　▲直升机桨尖速度与最大飞行速度的统计数据图表
　　桨尖速度是直升机总体设计中的一个关键参数，该参数不仅关系到直升机的飞行性能，同时也关系到直升机的结构重量，所以必须慎重处理。
　　从飞行性能的角度来说，前飞过程中，旋翼桨尖速度越大，其前行侧的桨尖位置越是容易产生激波阻力，波阻的出现，会急剧增大直升机的需用功率，由此限制了直升机桨尖速度的加大了；另外还有一个需要考虑的方面就是噪音，桨尖速度很大的话，噪音必然就很大，对于军用直升机而言，隐蔽性就差，这也限制了直升机的桨尖速度。一般来说，当旋翼桨尖的翼型厚度较大的时候，临界马赫数就会比较低，一般不能超过0.8；而当旋翼桨尖翼型相对厚度比较小的时候，临界马赫数的容许值就会比较高，一般可以达到0.9左右。
　　从结构重量的角度来看，确定半径的情况下，桨尖速度越高，主减速器的传动比（发动机转速和旋翼转速的比值）肯定就越小，这对于减小减速器的重量和尺寸有利，正是因为这个原因，只要没有突破飞行性能的临界限制范围，设计师总是会尽量采用更高的桨尖速度，所以对于常规的直升机设计来说，其桨尖速度一般不会小于每秒钟200米，即便是对飞行速度要求比较低的直升机，其桨尖速度一般也不会低于每秒150米。
　　② 旋翼实度的确定（σ；其本质是桨叶总面积与桨盘面积的比值）
　　在常规的的直升机参数设计中，确定了直升机的桨盘载荷和桨尖速度之后，就可以开始确定直升机的旋翼实度了。根据实度的定义，在总重确定的情况下，直升机旋翼实度越大，也就意味着单位面积的桨叶上的载荷变小了（载荷本质上就是单位面积上的气动力），气动力变小也就意味着当地桨叶微段（称为：叶素）的气动迎角可以控制在比较小的范围之内，较低的气动迎角可以延缓桨叶气流分离（失速）情况的发生，从而提高直升机的机动性能、悬停升限、动升限和最大平飞速度等性能指标。
　　▲直升机旋翼的实度当然不是越大越好，不然不就成风扇了
　　读到这，大家也都看出来了，实际上在选择实度数值的时候，咱们也正是根据直升机机动过载、升限和最大平飞速度等指标要求来选取的。不过实度当然也不是越大越好，其他条件相同的情况下，旋翼实度越大，也就意味这型阻越大，也就是说在前飞过程中，直升机消耗的功率就会越大，这就会降低直升机的航程和续航时间，就目前的常规构型直升机而言，其实度一般在0.03到0.1之间。那么直升机桨叶数量到底如何确定？
　　说了这么多，细心的你肯定已经发现了，在确定直升机桨叶片数之前，咱们已经把直升机的旋翼实度确定了，这也就意味着，你如果想把四片桨叶的设计方案改成五片桨叶的设计方案，绝对不是多加一片桨叶就完事，而是需要重新设计一种新的桨叶，至少，为保证实度符合设计要求，那么五片桨叶的旋翼系统，其桨叶弦长肯定是要比四片桨叶的旋翼系统的桨叶弦长更窄的。
　　由此观之，增加桨叶片数带来的好处是显而易见的：桨叶片数越多，弦长越小，直升机的桨尖损失得以降低，飞行性能得以提升；此外，还有一个重点就是咱们最关心的振动问题了，那么，是不是真的直升机桨叶片数增加了之后，直升机机体的振动水平就变低了呢？要回到这个问题，首先要讨论的就是直升机旋翼系统的振动到底是怎么传递到机身上面去的。
　　简单来说就是旋翼桨叶是处于周期性旋转中的，这也就意味着旋翼桨叶会受到周期变化的气动力的作用，从而引起桨叶的振动响应，这种振动响应自然会沿着桨叶的结构作用到桨毂上，其中的某些谐波成分就会经过旋翼轴传递到直升机机体，，然后引起直升机机体的振动。在常规分析中，桨叶振动幅度越大，其动应力就越大，传递到桨毂的力和力矩就越大，作用到机体上的激振力也就相应地越大。
　　▲直升机的振动问题是直升机设计的关键点之一，图为地面共振中被摧毁的支奴干
　　旋翼桨叶的动力响应计算是个很复杂且麻烦的问题，所幸本文也不是什么定量的学术作品，所以我们只要知道旋翼上的各阶谐波的气动力变化都会引起相应谐波的弹性振动，但是这些谐波并不一定都会传递到机体上去，引起直升机的振动。只有引发某些特殊旋翼振型的气动力才会传递给机身和传动系统，而不同桨叶片数的旋翼系统，其振型是不一样的，这也就是为什么改变旋翼片数会改变直升机振动水平的关键原因。
　　▲直升机驾驶舱垂直振动振幅与飞行速度的关系图
　　上图来自于《直升机部件设计》，图中纵坐标ay为直升机驾驶舱的垂直振动振幅，横坐标则是直升机飞行速度，从图中可以看出，该型直升机的旋翼如果设计成4片桨叶的话，其在低速飞行的时候，驾驶舱的垂直振动就会特别大，但是当改成3片桨叶之后，机体的振幅反而明显变小了，也就是说，对着这种直升机来说，多一片桨叶不仅不能解决振动问题，反而还不如少一片呢。
　　当然，也有增加桨叶数量成功降低振动的例子，比如说米-8直升机，该机开始就是4片桨叶的设计，该机的旋翼的前进型总体振型如果被激发的话，就会引起强烈的机体共振，而改为5片桨叶之后，无论是旋翼系统的前进型还是后退型振型被激发之后，对机体的振动影响就相当有限，改进还是相当成功的。
　　▲米-8直升机的5片桨叶设计成功降低了该机的振动水平
　　从上面两个例子来看，相信读者朋友们已经发现了，采用改变旋翼桨叶片数的办法虽然有可能解决振动的问题，但是并不一定都是可行的，从根本上来说，最合理的方式还是要通过正确配置桨叶的结构设计和机体本身的结构动力学特性来实现减振。
　　那么说完了增加桨叶片数的好处之后，咱们再来说说坏处：更多的桨叶片数意味着桨毂的结构更加复杂、重量更大、废阻力问题更严重、后勤维护成本更高，不过随着桨毂设计技术的进步，现代化的桨毂在结构阻力、重量和可维护性上都得到了突破，所以说，增加桨叶数量在这方面带来的缺点已经一定程度得到了缓解。除了上述方面之外，更多的桨叶片数还更可能导致严重的桨涡干扰问题（后一片桨叶和前一片桨叶的桨尖涡碰撞），从而导致噪声问题更加突出。
　　▲直升机桨叶数量增多的话，一般来说， 桨涡干扰问题就会更突出
　　对于军用直升机来说，桨叶片数的增加还存在一个重点问题：我们前面说过，由于直升机旋翼实度是先给定的，所以桨叶数量的增加就意味着桨叶弦长的变窄，如此一来，桨叶的扭转刚度就会降低，其抗弹击损伤能力就能减弱，而这个指标对于军用直升机的生存能力而言多重要就无需我多说了吧。黑鹰在确定旋翼系统之前到底有没有试过不同的桨叶片数？
　　▲3片桨叶的黑鹰直升机旋翼系统设计方案
　　黑鹰直升机的旋翼系统设计经过了漫长的测试、验证和更正的过程。事实上，黑鹰直升机的最初设计方案，其旋翼系统是由3片桨叶构成的，不过当时美军还没有公布＂通用战术运输系统＂的性能和机动性要求，等到美军放出相关要求之后，西科斯基公司的设计师一对比，发现3片桨叶无论如何都没法满足对应的要求，最后不得不增加旋翼的直径和实度，其中增加实度的方式就是把3片桨叶改成了4片桨叶。
　　▲4片桨叶的黑鹰直升机旋翼系统设计方案
　　当然，在西科斯基最终敲定黑鹰直升机的旋翼系统方案之前，他们不仅仅只考虑了3片或者4片桨叶的方案，西科斯基公司的空气动力学专家唐纳德·吉普森为了寻求最具有气动效率的旋翼系统，采用全尺寸的CH-53桨叶在旋转试验台上进行了各种各样的实现，其中不仅包括3桨叶、4桨叶，甚至还有5桨叶、6桨叶的旋翼系统，同时也对各种不同的桨尖设计进行了评估。
　　由此可见，西科斯基公司并不是没想过增加旋翼桨叶的数量，而是在最早的时候就已经针对黑鹰直升机的专用性能指标和要求，针对各种可能的选项进行过测试和评估，除了气动性能方面的优化设计，西科斯基还在钛合金大梁的制造技术方面取得了突破，从而一举成就了高性能的黑鹰直升机旋翼桨叶系统。
　　▲黑鹰直升机独到的桨叶空气动力学设计
　　黑鹰的桨叶具有独特的扭转分布、弯曲翼型、后掠式桨尖和钛合金大梁，完美满足了美国陆军提出的指标要求。其空气动力学效率、结构强度和抗弹击损伤容限不仅比西科斯基公司之前生产出来的桨叶都要好，而且比当时所有直升机公司所能制造出来的桨叶水平都要高。
　　▲黑鹰直升机桨叶主要部件示意图
　　这种旋翼的悬停效率达到了0.75，是当时军用直升机的最高水平，而从结构方面来说，这种桨叶的理论疲劳负荷寿命是无限的并且高度耐腐蚀，而且弹伤容限能够承受23毫米的炮弹打击，这在某种程度上正是得益于黑鹰＂较少＂的桨叶数量，使其弦长能够设计的比较宽。
　　​而黑鹰的这种桨叶最终也成为了世界级标杆。所以说，如果4片桨叶的设计情况下，直升机各方面的性能指标（比如振动水平）已经满足了要求，那么，自然不需要多设计一片桨叶来增加系统的复杂性和维护的难度；而如果4片桨叶的设计不能满足某些专用指标要求（比如长时间飞行在高原稀薄气体中），自然要进行更改，只能说，合适的才是最好的，本质上并没有优劣之分。